本发明涉及液体发动机冷却技术领域，特别涉及一种液体火箭发动机用混合结构。
背景技术：
再生冷却是液体火箭发动机推力室使用最广泛的热防护技术之一，对于液氧甲烷发动机，采取两路或多路再生冷却结构；返回甲烷气体工质返回头腔前的混合一般需要至少三个容腔：高温气体的集合腔、用于高温气体与低温气体混合的混合腔和对混合后气体进一步混合与均流的集合腔。现有技术中，将这三个容腔沿轴向依次排列，混合结构整体在轴向上跨度较大，为了适应较高的发动机室压，保证结构强度，需在结构内部增加焊缝；但是，焊缝通常位于推力室身部或头身对接焊缝附近，密集的焊接将影响发动机推力室自身结构，将限制推力室的结构可靠性。
技术实现要素：
本发明提供一种液体火箭发动机用混合结构，解决现有技术中甲烷发动机再生冷却混合结构影响推力室的结构可靠性的技术问题。
为解决上述技术问题，本发明提供了一种液体火箭发动机用混合结构，包括：环形混合箱体以及高温进气箱体；
所述环形混合箱体通过其内部设置的隔板分隔成沿所述环形混合箱体的轴向相邻布置的第二气腔以及第三气腔；
所述第二气腔上开设有第二进气口，所述第三气腔上开设有出气口；
所述隔板上开设有第二导向流道，所述第二导向流道连通所述第二气腔和所述第三气腔；
所述高温进气箱体沿所述环形混合箱体的径向固定在所述环形混合箱体的顶部并通过设置在所述第二气腔上的第一导向流道与所述第二气腔连通，所述高温进气箱体上开设有第一进气口；
其中，所述第一导向流道与所述第二进气口相对设置。
进一步地，所述第一进气口处设置有连接法兰。
进一步地，所述第二进气口的进气方向为沿所述环形混合箱体的径向。
进一步地，所述第一导向流道和所述第二导向流道的数量均为多个。
本申请实施例中提供的一个或多个技术方案，至少具有如下技术效果或优点：
本申请实施例中提供的液体火箭发动机用混合结构，改良液体火箭发动机用混合结构通过设置环形混合腔体适配推力室的形态结构，并在轴向上仅仅布置第二气腔和第三气腔从而降低轴向跨度，大幅降低焊缝数量，从而降低对推力室结构强度的不利影响；同时兼顾高低温甲烷的混合温度的均匀性和稳定性，即通过将高温进气箱体设置在环形混合箱体的顶部，形成类l型紧凑的混合结构，也便于高效收集高温甲烷气体；并将所述第一导向流道与所述第二进气口相对设置，从而保证高低温甲烷气流对冲，从而实现充分的接触热传递，保证温度均匀性和稳定性。
附图说明
通过阅读下文优选实施方式的详细描述，各种其他的优点和益处对于本领域普通技术人员将变得清楚明了。附图仅用于示出优选实施方式的目的，而并不认为是对本发明的限制。而且在整个附图中，用相同的参考符号表示相同的部件。在附图中：
图1为本发明实施例提供的液体火箭发动机用混合结构的剖视图；
图2为本发明实施例提供的液体火箭发动机用混合结构的装配状态示意图；
图3为本发明实施例提供的液体火箭发动机用混合结构的整体示意图。
具体实施方式
本申请实施例通过提供一种液体火箭发动机用混合结构，解决现有技术中甲烷发动机再生冷却混合结构影响推力室的结构可靠性的技术问题。
为了更好的理解上述技术方案，下面将结合说明书附图以及具体的实施方式对上述技术方案进行详细说明，应当理解本发明实施例以及实施例中的具体特征是对本申请技术方案的详细的说明，而不是对本申请技术方案的限定，在不冲突的情况下，本申请实施例以及实施例中的技术特征可以相互组合。
参见图1、图2和图3，一种液体火箭发动机用混合结构，包括：环形混合箱体22以及高温进气箱体21；分别用于接收低温甲烷气体并与高温甲烷气体混合，以及接收高温甲烷气体。
值得说明的是，所述环形混合箱体22通过其内部设置的隔板分隔成沿所述环形混合箱体22的轴向相邻布置的第二气腔24以及第三气腔25；所述第二气腔24上开设有第二进气口27，所述第三气腔25上开设有出气口26；所述隔板上开设有第二导向流道，所述第二导向流道连通所述第二气腔24和所述第三气腔25；所述高温进气箱体21沿所述环形混合箱体的径向固定在所述环形混合箱体的顶部并通过设置在所述第二气腔24上的第一导向流道与所述第二气腔24连通，所述高温进气箱体21上开设有第一进气口。
适配推力室结构设置环形混合箱体便于紧凑装配，和高低温甲烷气体的收集；同时，在推力室轴向，也就是环形混合箱体22的轴向上仅仅布置第三气腔25和第二气腔24，而将高温进气箱体21设置在环形混合箱体22的径向顶端从而形成类l型结构，从而形成紧凑的混合结构。更重要的是，小跨度的布置方式能够大幅降低焊缝的数量，从而避免对推力室的结构强度的影响。
为了便于连接，所述第一进气口处设置有连接法兰1。
进一步地，所述第二进气口27的进气方向为沿所述环形混合箱体22的径向，从而所述第一导向流道与所述第二进气口相对设置，从而能够实现高低温甲烷气体的对冲搅拌，充分混合，实现高效的热传递，保证温度均匀性和稳定性。
进一步地，所述第一导向流道和所述第二导向流道的数量均为多个。
工作时，高温气体经入口的连接法兰1进入高温进气箱体21，经过缓冲后由周向分布的径向孔完成初步均流进入第二气腔24，与低温气体接触混合，由于两股气体整体流动方向相对且存在温差，在混合区将形成显著的掺混。掺混后的气体经过混合器隔板上轴向分布的第二导向流道进入第三气腔25，并进一步混合、均流，最终出气口26输出。
本实施例方案将高温进气箱体21放置在所述环形混合箱体22外侧，气体流域截面呈“l”形，从而可有效控制混合结构在轴向上的整体跨度，提高混合结构的强度裕度，对液体火箭发动机而言可减少混合结构与推力室之间的焊缝数量，提升推力室的结构可靠性。这样的容腔排布形式，高温气体与低温气体均沿径向进入混合区，速度方向相对(可根据流场优化计算对径向孔大小和方向进行调整)，可保证两股气体在混合区内的混合效果。
本申请实施例中提供的一个或多个技术方案，至少具有如下技术效果或优点：
本申请实施例中提供的液体火箭发动机用混合结构，改良液体火箭发动机用混合结构通过设置环形混合腔体适配推力室的形态结构，并在轴向上仅仅布置第二气腔和第三气腔从而降低轴向跨度，大幅降低焊缝数量，从而降低对推力室结构强度的不利影响；同时兼顾高低温甲烷的混合温度的均匀性和稳定性，即通过将高温进气箱体设置在环形混合箱体的顶部，形成类l型紧凑的混合结构，也便于高效收集高温甲烷气体；并将所述第一导向流道与所述第二进气口相对设置，从而保证高低温甲烷气流对冲，从而实现充分的接触热传递，保证温度均匀性和稳定性。
最后所应说明的是，以上具体实施方式仅用以说明本发明的技术方案而非限制，尽管参照实例对本发明进行了详细说明，本领域的普通技术人员应当理解，可以对本发明的技术方案进行修改或者等同替换，而不脱离本发明技术方案的精神和范围，其均应涵盖在本发明的权利要求范围当中。